一種用于風(fēng)洞試驗(yàn)的高精度雙轉(zhuǎn)軸式側(cè)滑角變換裝置的制作方法

本發(fā)明是一種風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ推浇亲儞Q裝置，以滿足不同姿態(tài)角下的風(fēng)洞試驗(yàn)要求，屬于航空氣動(dòng)力風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于風(fēng)洞試驗(yàn)的高精度雙轉(zhuǎn)軸式側(cè)滑角變換裝置。

背景技術(shù)：
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空氣動(dòng)力學(xué)是研究空氣和物體之間有相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)空氣運(yùn)動(dòng)及空氣與物體相互作用規(guī)律的專門學(xué)科。在航空領(lǐng)域，主要是研究飛行器(主要是飛機(jī)，也包括直升機(jī)和導(dǎo)彈)在大氣中飛行的原理，作用在飛行器上的空氣動(dòng)力隨飛機(jī)幾何外形、飛行姿態(tài)、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等基本因素的變化規(guī)律，以及滿足一定空氣動(dòng)力性能所要求的飛機(jī)及部件的幾何特性。風(fēng)洞試驗(yàn)是采用試驗(yàn)的方法研究空氣的流動(dòng)特性、空氣和物體相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí)的相互作用規(guī)律及其它空氣動(dòng)力學(xué)問題，簡單地講，就是依據(jù)運(yùn)動(dòng)的相對(duì)性原理，將飛行器的模型或?qū)嵨锕潭ㄔ诘孛嫒斯きh(huán)境(風(fēng)洞)中，人為制造氣流流動(dòng)，以此模擬空中各種復(fù)雜的飛行狀態(tài)，獲取實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。

風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，需要對(duì)模型的姿態(tài)進(jìn)行變換，以獲得不同條件下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，模型側(cè)滑角變換便是其中一項(xiàng)重要的內(nèi)容。目前，風(fēng)洞中普遍采用如圖1所示的固塊式側(cè)滑變換接頭，當(dāng)前風(fēng)洞中的固塊接頭重量較大，更換較為費(fèi)力，一般只加工少數(shù)幾個(gè)；同時(shí)固塊接頭的角度密度最小1°，無法獲取除了固定角度之外的其它關(guān)注點(diǎn)真值。該方式只能實(shí)現(xiàn)少數(shù)的側(cè)滑角度變換，一個(gè)角度對(duì)應(yīng)一個(gè)固塊接頭，費(fèi)時(shí)費(fèi)力；而且不同側(cè)滑角接頭的阻塞度大小以及剛度也不一致，進(jìn)而對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)控制以及彈性角修正產(chǎn)生影響；同時(shí)由于固塊式側(cè)滑接頭的定位鍵磨損后不易被發(fā)現(xiàn)，也不易修復(fù)，這樣便產(chǎn)生了側(cè)滑角度誤差，且固塊式側(cè)滑接頭的成品脹套鎖緊部件在緊固時(shí)需要擰緊多個(gè)螺釘，松開時(shí)需要專用的退釘，操作繁瑣。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：
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本發(fā)明提供了一種用于風(fēng)洞試驗(yàn)的高精度雙轉(zhuǎn)軸式側(cè)滑角變換裝置，其目的是為了實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞試驗(yàn)側(cè)滑角度連續(xù)變換，替代當(dāng)前固塊式側(cè)滑角接頭，從而提高風(fēng)洞試驗(yàn)效率。

本發(fā)明的用于風(fēng)洞試驗(yàn)的高精度雙轉(zhuǎn)軸式側(cè)滑角變換裝置，包括旋轉(zhuǎn)軸一、旋轉(zhuǎn)軸二傳動(dòng)單元、脹套鎖緊單元及測(cè)量單元，所述旋轉(zhuǎn)軸一呈L形，其構(gòu)成L形的水平部位和旋轉(zhuǎn)軸二分別通過自潤滑軸承固定在兩軸連接件內(nèi)，所述傳動(dòng)單元包括軸一蝸輪蝸桿傳動(dòng)組和軸二蝸輪蝸桿傳動(dòng)組，軸一蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸輪一固定在旋轉(zhuǎn)軸一上，軸二蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸輪二固定在旋轉(zhuǎn)軸二上，旋轉(zhuǎn)軸一的水平部位端部及旋轉(zhuǎn)軸二的一端分別設(shè)有脹套鎖緊單元。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述脹套鎖緊單元包括脹套外套、脹套內(nèi)套、脹套蓋、脹套座，脹套外套套設(shè)在脹套內(nèi)套外，脹套蓋通過軸承設(shè)置于脹套內(nèi)套的外側(cè)，脹套座設(shè)在脹套內(nèi)套的外端部。由此形成脹套鎖緊單元，對(duì)旋轉(zhuǎn)軸一和旋轉(zhuǎn)軸二進(jìn)行鎖緊定位，使兩軸停止旋轉(zhuǎn)。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述測(cè)量單元為編碼器。通過編碼器可快速精確地檢測(cè)出旋轉(zhuǎn)軸一和旋轉(zhuǎn)軸二的旋轉(zhuǎn)角度。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，軸一蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸桿一和軸二蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸桿二的一端分別設(shè)有手柄。通過旋轉(zhuǎn)手柄便于轉(zhuǎn)動(dòng)蝸桿一和蝸桿二，從而驅(qū)動(dòng)兩軸旋轉(zhuǎn)。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，構(gòu)成旋轉(zhuǎn)軸一的豎向部位上連接有整流罩。通過整流罩來梳理阻擋氣流，便于本裝置在風(fēng)洞中順暢飛行。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述旋轉(zhuǎn)軸一上設(shè)有止推軸承。通過止推軸承來承受旋轉(zhuǎn)軸一所受的軸向力。

作為本發(fā)明的進(jìn)一步改進(jìn)，所述旋轉(zhuǎn)軸一的水平部位的端部設(shè)有整流錐，整流錐的尾部插入脹套座內(nèi)。通過整流錐來減小風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)機(jī)構(gòu)迎風(fēng)面的干擾，由于旋轉(zhuǎn)軸二還要連接風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)機(jī)構(gòu)所涉及的支桿及模型，模型是迎風(fēng)的，故其端部無需安裝整流錐，所述模型就是飛機(jī)或?qū)椀蕊w行器的縮比模型。

本發(fā)明的有益效果是：本發(fā)明設(shè)置有兩個(gè)旋轉(zhuǎn)軸，兩個(gè)旋轉(zhuǎn)軸分別通過自潤滑軸承串接在兩軸連接件內(nèi)，可以分別繞自身軸線進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，兩個(gè)旋轉(zhuǎn)軸通過自身的旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)了量程范圍內(nèi)偏航角度的連續(xù)變換，具體是在0～8°的角度范圍內(nèi)進(jìn)行任意角度的連續(xù)變換。偏航角度連續(xù)變換可以獲取試驗(yàn)曲線上任意關(guān)注點(diǎn)的真實(shí)值，對(duì)離散試驗(yàn)點(diǎn)進(jìn)行加密，克服了固塊式側(cè)滑角接頭只能利用少數(shù)幾個(gè)點(diǎn)進(jìn)行插值獲取試驗(yàn)曲線帶來的誤差，從而提高了風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度。每個(gè)旋轉(zhuǎn)軸上均設(shè)置了編碼器，從而保證了角度變換的準(zhǔn)確性，同時(shí)，在兩個(gè)旋轉(zhuǎn)軸的端部配置了脹套鎖緊單元，確保了吹風(fēng)試驗(yàn)時(shí)旋轉(zhuǎn)軸一和旋轉(zhuǎn)軸二的穩(wěn)定性。本發(fā)明的裝置可以獲得量程范圍內(nèi)的任意側(cè)滑角度，操作簡便，可靠性高；兩個(gè)旋轉(zhuǎn)軸選用自潤滑軸承進(jìn)行安裝，結(jié)構(gòu)尺寸小，使得阻塞度小且免維護(hù)；本發(fā)明的傳動(dòng)單元選用雙導(dǎo)程的蝸輪蝸桿傳動(dòng)組，其側(cè)隙易調(diào)，方便組裝及維修；本發(fā)明采用脹套鎖緊單元對(duì)兩軸的旋轉(zhuǎn)進(jìn)行鎖緊定位，在具體操作中，只需正反向旋轉(zhuǎn)脹套座來緊固兩軸、或松開對(duì)兩軸的緊固，其操作方便快捷，省時(shí)省力。

附圖說明：

圖1為常規(guī)8度的固塊接頭示意圖；

圖2為本發(fā)明的剖面結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為圖1中A-A的剖面圖；

圖4為圖1中B-B的剖面圖；

圖5為脹套鎖緊單元的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖6為脹套內(nèi)套的示意圖。

具體實(shí)施方式：

本發(fā)明的變換裝置是用于在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中對(duì)飛行器模型進(jìn)行承載固定的，通過本發(fā)明的變換裝置在風(fēng)洞中的角度變換來達(dá)到使飛行器模型在風(fēng)洞中進(jìn)行角度變換的目的。

參照?qǐng)D2、圖3及圖4，該用于風(fēng)洞試驗(yàn)的高精度雙轉(zhuǎn)軸式側(cè)滑角變換裝置，包括旋轉(zhuǎn)軸一1、旋轉(zhuǎn)軸二7、傳動(dòng)單元、脹套鎖緊單元3及測(cè)量單元4，所述旋轉(zhuǎn)軸一1呈L形，其構(gòu)成L形的水平部位和旋轉(zhuǎn)軸二7分別通過自潤滑軸承8固定在兩軸連接件6內(nèi)，旋轉(zhuǎn)軸一1的水平部位的軸線與旋轉(zhuǎn)軸二7的軸線是不平行的，兩者之間的夾角為8°，所述傳動(dòng)單元包括軸一蝸輪蝸桿傳動(dòng)組和軸二蝸輪蝸桿傳動(dòng)組，軸一蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸輪一10固定在旋轉(zhuǎn)軸一1上，軸二蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸輪二11固定在旋轉(zhuǎn)軸二7上，旋轉(zhuǎn)軸一1的水平部位端部及旋轉(zhuǎn)軸二7的一端分別設(shè)有脹套鎖緊單元3。軸一蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸桿一2和軸二蝸輪蝸桿傳動(dòng)組的蝸桿二19的一端分別設(shè)有手柄12。構(gòu)成旋轉(zhuǎn)軸一1的豎向部位上連接有整流罩5。所述旋轉(zhuǎn)軸一1上設(shè)有止推軸承18，止推軸承18設(shè)在旋轉(zhuǎn)軸一1的拐角處。所述測(cè)量單元4為編碼器。

參照?qǐng)D2、圖5及圖6，所述脹套鎖緊單元3包括脹套外套13、脹套內(nèi)套14、脹套蓋15、脹套座17，脹套外套13套設(shè)在脹套內(nèi)套14外，脹套蓋15通過軸承16設(shè)置于脹套內(nèi)套14的外側(cè)，脹套座17設(shè)在脹套內(nèi)套14的外端部。所述旋轉(zhuǎn)軸一1的水平部位的端部設(shè)有整流錐9，整流錐9的尾部插入脹套座17內(nèi)。

本發(fā)明是一種風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)變換裝置，其為一種可以連續(xù)變換側(cè)滑角的2自由度機(jī)構(gòu)。該裝置結(jié)合風(fēng)洞攻角機(jī)構(gòu)的α角變化，通過自身兩個(gè)軸，即旋轉(zhuǎn)軸一1和旋轉(zhuǎn)軸二7的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)來實(shí)現(xiàn)側(cè)滑角度變換。當(dāng)旋轉(zhuǎn)軸二4從豎直狀態(tài)狀態(tài)旋轉(zhuǎn)γ1角度，將旋轉(zhuǎn)軸二7分別在X-Y和X-Z面內(nèi)投影，投影與X-Y軸、X-Z的夾角即為攻角攻角α和偏航角β。通過幾何關(guān)系可得

按照幾何關(guān)系，有

其中，a為旋轉(zhuǎn)軸二7軸線在風(fēng)洞X-Y平面的投影長度；b為旋轉(zhuǎn)軸二7處于水平或豎直狀態(tài)下在風(fēng)洞Y-Z平面投影長度；α為攻角；β為偏航角；γ1為雙轉(zhuǎn)軸從正預(yù)偏8°攻角垂直位置繞軸一(風(fēng)洞X中軸線)旋轉(zhuǎn)的角度。

由此，可以求出對(duì)應(yīng)偏航角下的攻角行走量和軸一轉(zhuǎn)動(dòng)量，然后通過轉(zhuǎn)動(dòng)旋轉(zhuǎn)軸二7將本裝置的模型調(diào)平。這樣即實(shí)現(xiàn)了改變攻角機(jī)構(gòu)攻角以及雙轉(zhuǎn)軸(旋轉(zhuǎn)軸一1、旋轉(zhuǎn)軸二7)的角度，從而實(shí)現(xiàn)了模型偏航角度的更換。

整套裝置的運(yùn)行過程為：

根據(jù)所要變換的偏航角度及方向，確定風(fēng)洞攻角機(jī)構(gòu)行程值及旋轉(zhuǎn)軸一1、旋轉(zhuǎn)軸二7所需要旋轉(zhuǎn)的角度值(前期校準(zhǔn))。利用軸一蝸輪蝸桿傳動(dòng)組驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)軸一1旋轉(zhuǎn)，確保旋轉(zhuǎn)軸一1上的編碼器示值與前期校準(zhǔn)值對(duì)應(yīng)，鎖緊旋轉(zhuǎn)軸一1端部的脹套鎖緊單元3，讓旋轉(zhuǎn)軸一1停止轉(zhuǎn)動(dòng)。按照前期校準(zhǔn)表數(shù)值調(diào)節(jié)攻角機(jī)構(gòu)行程，使旋轉(zhuǎn)軸二7的軸線處于水平面內(nèi)。調(diào)節(jié)軸二蝸輪蝸桿傳動(dòng)組，使得模型滾轉(zhuǎn)角度為零(水平)，模型滾轉(zhuǎn)角度為零是指飛行器模型的兩側(cè)機(jī)翼或彈翼對(duì)應(yīng)點(diǎn)處于同一高度，此時(shí)記錄旋轉(zhuǎn)軸二7上的編碼器讀數(shù)供后續(xù)參考，鎖緊旋轉(zhuǎn)軸二7端部的脹套鎖緊單元3，讓旋轉(zhuǎn)軸二7停止轉(zhuǎn)動(dòng)。上述工作完成后即可進(jìn)行試驗(yàn)。